时效制度对GH2132高温合金性能的影响

用GH2132合金制造的航空发动机螺栓，其技术要求为：①室温抗拉强度≥900MPa；②硬度27～35HRC；③应力断裂试验650℃、加载480MPa、保持23h不断；④晶粒度≥5级，不允许有粗细晶粒带存在。但是，技术要求没有提出高温强度指标和疲劳性能指标。在航空用GH2132螺栓的长期生产中，由于GH2132合金在冶炼过程中每个炉批次存在成分含量的波动，合金元素偏析，杂质数量、种类、大小、形状以及热变形工艺等因素的影响。按标准热处理制度热处理后，晶粒度和持久性能不能同时满足技术要求而报废的情况十分严重。

高温合金都是以γ奥氏体为基，从室温到高温都具有面心立方结构。因此，高温合金在热处理过程中，不能通过相的重结晶来细化晶粒。随着固溶温度的升高以及保温时间的延长，晶粒长大趋势越明显。为保证晶粒度，热处理工艺上通常在标准热处理制度规定的范围内选取较低的固溶保温温度和较短的固溶保温时间，但按标准时效制度时效后GH2132合金的持久性能不易保证。所以，在目前国产高温合金的冶炼水平下想要同时保证GH2132航空发动机螺栓类产品的晶粒度和持久性能，只能在时效制度上做调整。通过研究不同时效制度对GH2132航空发动机螺栓性能的影响，以获得GH2132航空发动机螺栓良好持久性能的最佳时效制度。

试验原材料为真空感应、真空自耗电极重熔生产的GH2132国产高温合金规格Φ5.3mm冷拉态棒材。其合金化学成分符合GJB2611-1996《航空用高温合金冷拉棒材规范》中的规定。

为了与实际生产的条件一致，力学性能试样统一采用热镦成型。然后同炉980℃×1h进行固溶处理，按不同时效制度进行时效，最后统一滚丝后进行各项试验检测。持久试验每炉挂3件，以首件断裂时间为持久时间；疲劳试验高载按抗拉强度的60%即540MPa加载，低载按高载的10%即54MPa进行拉-拉疲劳检测。

GH2132合金的时效方案为：①720℃×16h，气冷；②680℃×16h，缓慢冷却；③680℃×24h，缓慢冷却；④650℃×24h，缓慢冷却。试验结果表明：

（1）相比GH2132合金原定标准时效制度720℃×16h，采用680℃×24h时效制度可大幅度提高合金的硬度、室温强度、高温强度，其持久断裂时间可提高20%以上。

（2）采用最低固溶处理工艺参数以保证晶粒度合格的前提下，提高航空发动机GH2132合金持久性能的最佳时效制度为680℃×24h，缓慢冷却。

（3）GH2132合金经680℃×24h时效后，疲劳寿命虽有所降低，但仍高达40.44万次，远高于航空发动机技术条件规定的6.5万次。所以，使用是安全可靠的。